火箭发动机材料—CSC

《宇航科学与技术进展》

课程论文

姓名： XXX

学号： XS13012023

时间：2014年6月

火箭发动机材料

航天科学与工程学院XXX

摘要：火箭发动机是运载火箭和导弹的主要动力装置，在航天领域有着非常广泛的用途。由于其工作时处于高温、高压的恶劣环境，再加之航天活动对轻质、强度和可靠性的苛刻要求，使得火箭发动机材料研究成为一个非常重要的课题。火箭发动机主要分为固体火箭发动机和液体火箭发动机，本文主要介绍固体火箭发动机的材料，尤其是其中壳体和喷管所用的材料。同时也对液体火箭发动机材料做一简介。

关键词：火箭发动机金属材料复合材料

1固体火箭发动机材料

固体火箭发动机主要用作火箭弹、导弹和探空火箭的发动机，以及航天器发射和飞机起飞的助推发动机。

1.1固体火箭发动机简介

固体火箭发动机是使用固体推进剂的化学火箭发动机。常用的固体推进剂有聚氨酯、聚丁二烯、端羟基聚丁二烯、硝酸酯增塑聚醚。固体火箭发动机主要由药柱、燃烧室（壳体）、喷管组件和点火装置等四部分组成。药柱是由推进剂与少量添加剂制成的中空圆柱体（中空部分为燃烧面），置于燃烧室中。在推进剂燃烧时，燃烧室须承受2500～3500℃的高温和102～2×107Pa的高压，所以须用高强度合金钢、钛合金或复合材料制造，并在药柱与燃烧内壁间装备隔热衬。点火装置用于点燃药柱，通常由电发火管和火药盒（装黑火药或烟火剂）组成，通电后由电热丝点燃黑火药，再由黑火药点火燃药柱。喷管除使燃气膨胀加速产生推力外，为了控制推力方向，常与推力向量控制系统组成喷管组件，该系统能改变燃气喷射角度，从而实现推力方向的改变。药柱燃烧完毕，发动机便停止工作。

因为固态火箭燃料不需要贮箱、阀门、泵、管路等复杂装置，因此在构造上固态火箭发动机比液态火箭发动机要简单许多。由于固体推进剂装药成型后，可以放在发动机壳体中长期贮存，随时处于待命状态，因此在需要使用的场合，固态火箭发动机的反应和准备时间较短。此外，固态火箭发动机没有管线或者是加压设备，对于外界的震荡或者是碰撞的忍耐程度比液态火箭发动机要高。固体火箭发动机的缺点是比冲小，一般比冲在250～300秒。因为固态火箭发动机的燃料的量与型态是固定的，要随意借由调整燃料与氧化剂的量来控制推力非常困难，燃料一但开始作用，若是中断燃烧的过程，很难重新点燃，因此固态火箭发动机多半使用在推力需求较为固定，一经启动就不需要停止的设计上面。在设计上需要依靠精确的形状和燃料颗粒来控制燃烧的速度和产生的推力。

1.2固体火箭发动机壳体材料

在固体火箭发动机壳体既是推进剂贮箱又是燃烧室，同时还是火箭或导弹的弹体，因此，在进行发动机壳体材料设计时，应考虑如下几个基本原则：

压的能力是衡量其技术水平的首要指标；

b. 发动机壳体是导弹整体结构的一部分，所以又要求壳体具有适当结构刚度；

c. 作为航天产品，不仅要求结构强度高，而且要求材料密度小；

d. 发动机点火工作时，壳体将受到来自内部燃气的加热，而壳体结构材料，尤其是壳体结构复合材料的强度对温度的敏感性较强，所以，在设计壳体结构材料时，不能仅限于其常温力学性能，而应充分考虑其在发动机工作过程中，可能遇到的温度范围内的全面性能。

截至目前，固体火箭发动机壳体材料大体经历了四代发展过程，第一代为金属材料；第二代为玻璃纤维复合材料；第三代为有机芳纶复合材料；第四代为高强中模碳纤维复合材料。

（1）金属材料

金属材料是固体火箭发动机壳体早期使用的材料，其中主要是高强度钢、钛合金。其优点是成本低、工艺成熟、便于大批量生产，特别是后来在断裂韧性方面有了重大突破，因此即便新型复合材料发展迅速，但在质量比要求不十分苛刻的发动机上仍大量使用。从容器特性系数（容器特性系数是固体火箭发动机壳体设计的重要性能参数，容器特性系数=PV/W，单位为km，P是爆破压强，V是壳体容积，W是壳体重量）来看，金属材料壳体的特性系数都很低，超高强度钢通常为5km~8km，钛合金也只有7km~11km，远不能满足先进固体发动机的要求，因此壳体复合材料化将是大势所趋。

（2）玻璃纤维复合材料

利用纤维缠绕工艺制造固体发动机壳体是近代复合材料发展史上的一个重要里程碑。这种缠绕制品除了具有复合材料共有的优点外，由于缠绕结构的方向强度比可根据结构要求而定，因此可设计成能充分发挥材料效率的结构，其各部位载荷要求的强度都与各部位材料提供的实际强度相适应，这是金属材料所做不到的。因此这种结构可获得同种材料的最高比强度，同时它还具有工艺简单、制造周期短、成本低等优点。

固体火箭发动机壳体使用的第一代复合材料是玻璃纤维复合材料。第一个成功的范例是20世纪60年代初期的“北极星A2”导弹发动机壳体，它比“北极星A1”的合金钢壳体重量减轻了60%以上，成本降低了66%。然而，玻璃钢虽然具有比强度较高的优点，但它的弹性模量偏低，仅有0.6×105MPa（单向环）。这是由于复合材料中提供主要模量分数的高强2#玻璃纤维的弹性模量太低（0.85×105MPa，只是钢的2/5）的缘故，这一缺点引起发动机工作时变形量大，其应变一般为1.5%，甚至更大，而传统的金属壳体的应变一般小于0.8%。这样大的变形量会给导弹总体带来很多不利因素；为了保证壳体的结构刚度，不得不增加厚度，从而造成强度富裕，消极重量增加等。

（3）有机芳纶复合材料

为了满足高性能火箭发动机的高质量比要求（战略导弹发动机质量比要求在0.9以上，某些航天发动机的质量比已达到0.94），必须选用同时具有高比强度和高比模量的先进复合材料作为壳体的第二代材料，逐步取代玻璃纤维复合材料。60年代，美国杜邦公司首先对芳纶纤维进行了探索性研究，1965年获得突破性进展。其研制

继美国杜邦公司开发芳纶纤维之后，俄罗斯、荷兰、日本及中国等也相继开发了具有各自特色的一系列芳纶纤维。表1列出了几种典型的航天用芳纶纤维力学性能。

表1芳纶纤维的主要力学性能

材料容器效率提高近1/3，重量减轻1/3以上，同时，Kevlar49与高强2#玻璃纤维相比，Kevlar49复合材料容器环向应变减少35%，纵向应变减少26.4%，轴向伸长减少30.7%径向伸长减少33.8%，其刚度大为提高。

（4）高强中模碳纤维复合材料

80年代以来，碳纤维在力学性能方面取得重大突破，它的比强度、比模量跃居各先进纤维之首。固体火箭发动机壳体要求复合材料具有高的比强度、比模量和断裂应变。拉伸模量为265~320GPa，拉伸强度在5GPa左右，断裂延伸率约为 1.7%的高强中模碳纤维是理想的壳体增强材料，因而近年来各国都在大力开发高强中模碳纤维。表2列出了几种典型的航天用高强中模碳纤维力学性能。

表2 高强中模碳纤维主要力学性能

使壳体重量再度减轻30%，使发动机质量比高达0.93以上。另外，碳纤维复合材料还具有有机纤维/环氧所不及的其它优良性能：比模量高，热胀系数小、尺寸稳定性好，层间剪切强度及纤维强度转化率都较高，不易产生静电聚集，使用温度高、不会产生热失强，并有吸收雷达波的隐身功能。

1.3固体火箭发动机喷管材料